超音速燃烧原理
超声速气流中气化煤油点火及燃烧特性研究
03
点火方式
比较了不同点火方式对煤油点火的影 响，发现电火花点火和激光点火在超 声速气流中均有较好的效果。
煤油燃烧特性研究
燃烧速率
研究了煤油在超声速气流中的燃烧速率，发现随着气流速度的增 加，燃烧速率逐渐增大。
燃烧稳定性
研究了不同气流速度和不同燃料浓度对煤油燃烧稳定性的影响， 发现当气流速度和燃料浓度达到一定值时，煤油燃烧稳定性下降 。
结果分析
根据处理后的数据，对气化煤油在超声速气流中的点火和燃烧 特性进行详细分析，探究其行为和性能。
04
研究结果与分析
煤油点火特性研究
01
点火延迟时间
02
点火能量
研究了煤油在超声速气流中的点火延 迟时间，发现随着气流速度的增加， 点火延迟时间逐渐减小。
研究了不同能量输入对煤油点火的影 响，发现随着能量输入的增加，点火 延迟时间减小，但超过一定值后，点 火延迟时间变化不大。
创新点三
采用数值模拟和实验验证相结合的方法，提高了 研究的可靠性和精度。
研究不足与展望
研究不足
本研究虽然取得了一定的成果，但仍存在一些不足之处，如实验条件和范围的限制、数值模拟的简化 等。
展望
未来研究可以进一步拓展超声速气流中气化煤油点火及燃烧特性的研究，探索更优的燃烧条件和操作 参数，提高煤油燃料的利用率和减少环境污染。此外，可以进一步开展与其他燃料或混合燃料的对比 研究，为燃料的选取提供更多选择。
选择合适的煤油流量、气流速 度、压力等参数，以模拟超声 速气流中的气化煤油点火和燃
烧过程。
测量仪器
配备温度、压力、速度等测量 仪器，以获取实验过程中的实
时数据。
数据采集与处理
数据记录
超声速燃烧与高超声速推进
超声速燃烧与高超声速推进俞刚;范学军【摘要】50多年的努力和曲折经历证明了超声速燃烧冲压发动机概念的可行性.本文对影响超燃冲压发动机技术成熟的主要因素作了扼要的分析.高超声速推进的首要问题是净推力,利用超声速燃烧获得推力遇到各种实际问题的制约,它们往往互相牵制.几次飞行试验表明高超声速飞行需要的发动机净推力仍差强人意,液体碳氢燃料(煤油)超燃冲压发动机在飞行马赫数5上下的加速和模态转换过程,成为高超声速吸气式推进继续发展的瓶颈.研究表明,利用吸热碳氢燃料不仅是发动机冷却的需要也是提高发动机推力和性能的关键举措,燃料吸热后物性改变对燃烧性能的附加贡献对超燃冲压发动机的净推力至关重要.当前,实验模拟技术和测量技术相对地落后,无法对环境、尺寸和试验时间做到完全的模拟.计算流体动力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)逐渐成为除实验以外唯一可用的工具,然而,超声速燃烧的数值模拟遇到湍流和化学反应动力学的双重困难.影响对发动机的性能作正确可靠的评估.提出双模态超燃冲压发动机模态转换、吸热碳氢燃料主动冷却燃料催化裂解与超声速燃烧耦合、燃烧稳定性、实验模拟技术与装置、内流场特性和发动机性能测量、数值模拟中的湍流模型、煤油替代燃料及简化机理等研究前沿课题,和未来5～10年重点发展方向的建议.%After the long and strenuous efforts covering more than 50 years and the tortuous experiences,feasibility of the scramjet concept has finally been proven.In this paper,the main factors influencing the technical maturity of the scramjet engine are briefly analysed.A matter of utmost concern for this new type of air-breathing engine is the net thrust.The production of engine thrust using supersonic combustion encountered a number of practical requirements which were often foundto contradict each other.Several flight tests showed that the net engine thrust was still not as good as expected.The acceleration capability and mode transition of scramjet with liquid hydrocarbon fuels (kerosene) operating at flight Mach numbers about 5 has become the bottleneck preventing scramjet engine from continuing development.Research showed that the use of endothermic hydrocarbon fuels is not only necessary for engine cooling but also a critical measure for improving engine thrust and performance.Changes of thermo-physical-chemical characteristics of endothermic fuels during heat absorption make additional contributions to the combustion performance which is essential to the scramjet net thrust.Currently,the technology of experimental simulation and measurement is still lagging behind the needs.The complete duplication or true similarity of atmospheric flight environment,engine size and test duration remainsimpossible.Therefore,computational fluid dynamics (CFD) has become an important tool besides experiment.However,nunerical simulation of supersonic combustion encountered challenges which come from both turbulence and chemical kinetics as well as their interaction.It will inevitably affect the proper assessment of the engine perfornance.Several frontiers of research in this developing field are pointed out:mode transition in the dual-mode scramjet,active cooling by endothermic hydrocarbon fuel with catalytic cracking coupled with supersonic combustion,combustion stability,experimental simulation and development of test facilities,measurements of the inner flow-fieldcharacteristics and engine performance,turbulence modeling,kerosene surrogate fuels and reduced chemical kinetic mechanisms,and soon.Also,directions for future research efforts are proposed and suggestions for the next 5-10 years are given.【期刊名称】《力学进展》【年(卷),期】2013(043)005【总页数】23页(P449-471)【关键词】超声速燃烧;高超声速推进;超燃冲压发动机;吸热碳氢燃料;燃烧稳定性;模态转换【作者】俞刚;范学军【作者单位】中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室,北京100190;中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室,北京100190【正文语种】中文【中图分类】V231.11.1 超声速燃烧与高超声速推进超音速燃烧是一种燃料在超声速气流中混合与燃烧的物理化学过程,这种概念源自超声速燃烧冲压发动机(简称超燃冲压发动机),由美籍意大利空气动力学家安东尼奥·费里在1950年代提出 (Ferri et al.1962,Weber et al. 1958).这种发动机的特点是几何形状简单,没有任何转动部件,由进气道、燃烧室和尾喷管3大部件组成,其中进气道通过收缩壁面将高超声速空气来流压缩到适合燃烧的温度与压力,然后气流与燃料在燃烧室混合燃烧释热、转变成高温高压气体后通过尾喷管膨胀产生推力.燃料与空气来流燃烧可以是亚声速,也可以是超声速,取决于飞行速度.当飞行速度超过5倍声速时,进气道壁面的压缩不再能把高超声速的空气来流转变为适合燃烧的温度与压力,而且空气开始离解,如果进入燃烧室的气流速度为超声速,这些弊端就能得以化解,超声速燃烧于是应运而生(Murthy and Curran 1991,Curran 2000).通常,当飞行速度超过5倍声速或马赫数5.0以上时、气流的动能将占气流总能量的80%以上,会对流动起控制作用.此外,5倍声速亦是不需要考虑空气离解的最高飞行马赫数,钱学森在20世纪40年代将这种流动定名为高超声速(Hypersonic)(Heiser and Pratt 1994).由于超燃冲压发动机是吸气式高超声速推进唯一的候选者,因此,基本上它也是高超声速推进的同义语.超声速燃烧冲压发动机只需要携带燃料,氧气可从大气中吸取,具有涡轮喷气发动机和火箭发动机不具备的性能优点,有可能开发成为飞得更高、更快的高超声速飞行器.未来还有可能发展成为更加便捷、安全和低成本的天地往返运输系统,提高我们进入空间和利用空间的能力.1.2 解决超声速燃烧遇到的实际问题有巨大的挑战性超燃冲压发动机由3个部件组成,但是仅有燃烧室是主动部件,推力靠燃料燃烧释热产生,被认为是发动机的心脏.因此,发动机的性能很大程度上取决于燃烧室的性能.然而,决定燃烧室性能的超声速燃烧过程十分复杂,燃烧流场中充满激波、混合、湍流、边界层,以及它们与化学反应动力学的相互作用,是气体动力学领域最后尚未解决的几个难题之一,也是气体动力学与物理学、化学交叉学科的新生长点.由于现象过于复杂,对它的认知和现状仍可借用 Enrico Ferm i精辟的话语概括“We are still confused,but at a higher level”(Heiser and Pratt 1994).超声速燃烧的理论问题虽然极为复杂,但是利用超声速燃烧获得推力遇到的实际问题更具挑战性.因为高超声速飞行的空气阻力巨大,发动机的推力克服阻力后是否还有足够的净推力一直存在疑虑和争议.法国人将它归结为推力与阻力之间的较量(Aero-Propulsion Balance),据他们估计,当飞行马赫数为 2时，获得 1份纯推力时喷管仅需要产生 2份推力克服1份阻力,而当飞行马赫数为8时获得1份纯推力则需要喷管产生 7份推力克服 6份阻力(Francos and Laurent 2002).所以,高超声速飞行巨大的阻力导致可用的纯推力可能非常临界.作为发动机正能量的唯一来源的超声速燃烧必须充分利用好.至少,捕获的超声速空气流与注入燃料混合后必需形成均匀的燃料空气混合物进行有效的燃烧.此外,全部过程须在一个合理的长度(时间)内完成,并且在发动机中不引起和少引起激波以便减少阻力损失.总之,对一切可能影响推力的正反因素都需要做到锱铢必究.然而,棘手的是上述各种因素的要求往往相互牵制导致顾此失彼.1.3 6分钟巡航230英里飞行试验经过50多年的曲折经历和最近10多年的努力,超声速燃烧和超燃冲压发动机的研究在美国进入飞行试验的阶段.2004年NASA氢燃料超燃冲压发动机的飞行试验机X-43A,在第2次马赫数7的飞行试验中测到了加速度,表明有了净推力.据报道获得的发动机性能数据与CFD的计算结果保持了很好的一致性,称其误差落在标准偏差之内(Curtis Peebles 2008,Cur-tis Peebles 2011).空军代号为X-51A的吸热碳氢燃料超燃冲压发动机的飞行试验,2011年以来不断地失利,终于在2013年5月1日的第4次飞行试验中实现了从马赫数4.8加速到马赫数5.1、实现了6分钟巡航230英里的创举(Guy Norris 2013).氢燃料和碳氢燃料超燃冲压发动机飞行试验的成功演示,表明技术的成熟程度,同时也证明了超燃冲压发动机产生的推力能够克服高超声速飞行巨大的空气阻力获得净推力.因此,有理由相信超燃冲压发动机概念的可行性,其挑战性的科学技术问题已经找到解决的方法,包括燃烧室中的燃料混合、点火、稳定燃烧,以及实验和测量技术.相信吸热碳氢燃料的应用和贡献起了“临门一脚”的关键性作用(Norries 2001).1.4 面临挑战依然严峻,双模态超燃冲压发动机成为发展的瓶颈盘点50多年来的主要成就,氢燃料超燃冲压发动机马赫数7的飞行虽然只进行了11s但测得有加速度,然而马赫数9.8的飞行试验则未能测得明显的加速度 (Curtis Peebles 2008),说明马赫数越高净推力越难获得.X-51获得成功的第1次飞行试验虽然运行时间达200 s,但是没有达到从马赫数4.75自主动力飞行加速到马赫数大于5的预计目标.X-51的第2和第3次都以失败告终,最近2013年5月1日的第4次飞行虽然获得成功,但是试验前非常低调,取消了计划飞行马赫数6的目标,最终只加速到5.1,为历时数年的X-51飞行试验计划打上句号.结果亦说明,碳氢燃料超燃冲压发动机比氢燃料超燃冲压发动机更难以获得净推力.时至今日,美国的超燃冲压发动机研究已进入飞行试验阶段,研究计划必然有所调整和侧重,通过每年国际大会的报告可以看出端倪.广泛的基础性研究和关键技术研究的活动明显减少.在超声速燃烧研究方面比较关注的主要是双模态超燃冲压发动机的模态转换和吸热碳氢燃料的超声速燃烧等问题.当然,这种状况仅限美国而已.双模态超燃冲压发动机,顾名思义是把亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机合二为一,这不仅合理也是未来高超声速吸气式推进和组合式发动机技术发展通向实际应用必经之途.但是,亚燃冲压和超燃冲压两种模态的几何通道迥然不同,要想在运行过程中改变发动机几何通道想法,按目前的科技水平尚无具体可行的技术途径.唯一可行的是如何利用发动机的固定几何通道做文章,其中受到比较一致认可的是“热壅塞喉道＋预燃激波串”的概念(Heiser and Pratt 1994),虽然这种利用气动原理实现模态转换的理论早已提出,但是进展不大(Sullins 1993,Jensen and Braend lein 1996,M orrison 1997),至今仍停留在理论分析和实验室规模的研究阶段.注意到X-43飞行试验是越过模态转换过程直接飞马赫数7和10,没有加速过程.X-51A第4次飞行试验虽然从马赫数4.8开始获得0.3个马赫数的加速,显然并没有完成从亚声速燃烧到全超声速燃烧的转换,模态转换仅走了一小步.当然,前进一小步得来亦不易.所以,面临的挑战还是十分严峻,剩下的模态转换和加速任务应该更艰巨,成为制约高超声速吸气式推进通向实际应用的瓶颈.关于吸热碳氢燃料在超燃冲压发动机中的应用问题,由于碳氢燃料的燃烧特性远逊于氢燃料,其性能是否能满足发动机的要求一直存有疑虑,直到2001年美国的性能发动机(Performance Test Engine,PTE)利用经过裂解的吸热碳氢燃料首次获得净推力才得以消除 (Norries 2001).表明应用吸热碳氢燃料对发动机获得净推力的重要性.然而,后续的研究很少发表.1.5 影响超燃冲压发动机技术成熟的因素高超声速推进技术几十年的发展和技术成熟程度显然远不能与火箭技术相比.究其原因,人为的因素是计划制定者对困难估计不足,如《Road to Mach 10》一书的作者所述“把潜在的可能 (potentiality)当成现实(reality)”(Curtis 2008).具体表现为研发计划的大起大落和左右摇摆.当然,归根到底还是技术上的原因,吸气式发动机与火箭不同的特点是吸气,这正所谓是“成也萧何败也萧何”,正因为吸的是高超声速空气,高超声速的高焓高压特性导致地面试验、CFD数值模拟和飞行试验3方面存在巨大的困难.由于高超声速飞行的气动热物理条件,现在还没有一种地面试验装置能同时对所有参数,包括环境、尺寸和试验时间做到完全的重复,也即在一个试验装置上不可能满足对所有参数都模拟的要求(Tishkoff et al.1997),所以实验结果不等于真实结果.此外,CFD数值模拟理应作为补充对实际复杂过程的规律提供深入的理解,但是许多起控制作用的因素,包括激波、边界层、湍流、化学动力学及与湍流的相互作用等知之不多或未知,从而限制了利用CFD模拟这些现象的能力.而且,试验结果的不确定性,也影响对CFD结果的确认.飞行试验的必要性是由于地面试验和CFD计算中存在这些不可克服的不确定性,导致发动机是否真正具有克服空气阻力的净推力需要通过自由飞行试验才能证明.然而,飞行试验要受技术和经费的双重限制,任何微小失误都会导致前功尽弃,纵观这些年X-43A和X-51的几次飞行试验,真正成功的几率很低,不过20%～30%.凡此种种,必然会限制超燃冲压发动机技术的发展和成熟.2.1 燃料选择与应用燃料对发动机的运行能力起重要作用.根据燃料的反应速率、热值和热沉(冷却能力)等3个方面性能的综合考虑,一般认为美国JP型的碳氢燃料能用到马赫数4～8的发动机,但是马赫数6以上将有重要的技术挑战,需要利用有催化反应的吸热碳氢燃料,典型的如为美空军SR-71高空侦察机研制的JP-7.液体甲烷有可能用于马赫数大于8,但马赫数10以上需要利用氢燃料(Tishkoff et al.1997).由于发动机实际尺寸重量的严格限制,气流在燃烧室中的驻留时间仅允许1m s左右.要求选择的燃料能尽可能快地燃烧释热.氢燃料反应速度快、热值高,双原子分子,有关的物理化学性质研究也比较透彻成熟,因而成为首选.氢燃料超声速燃烧的研究从1950年代经过1980年代美国空天飞机计划NASP,到2004年美国X-43A的飞行试验达到顶点.与氢燃料超声速燃烧的研究平行,JP型航空煤油超声速燃烧的研究在美国也一直是间歇性地在进行.美国空天飞机计划NASP终止以后,美国空军转向主攻吸热碳氢燃料超声速燃烧的研究.碳氢燃料(液体)与氢燃料相比具有容易储存、携带,便于实际应用的优点,但重要的缺点是化学反应速度慢(比氢慢了3～5个数量级)、热值低(单位质量的热值只有氢的1/3)和有限的热沉(单位质量的热沉只有氢的1/6),特别是液体碳氢燃料与空气混合成可燃气体之前,还需要经过雾化和气化过程.X-51A的飞行试验证明这些缺点在一定程度上是可以克服的.这应该归功于吸热碳氢燃料的热物理特性和在超燃冲压发动机上的成功应用 (Ianovsky et al.1993,Huang etal.2003,M aurice et al. 2001,Kay 1992,Yu et al.2005,Yu et al.2006).因为氢燃料在马赫数4～8没有优势,所以丧失它在近期军事应用中的地位,但是在未来需要更高马赫数的跨大气层飞行研究中有重要的地位.2.2 利用吸热碳氢燃料不仅是冷却的需要也是提高燃烧性能的关键超燃冲压发动机燃烧室气流温度有可能高达3000 K,其热负荷已超过了现有材料结构的允许极限.所以碳氢燃料超声速燃烧的问题必须和发动机的热管理协同考虑.换言之,燃料除了为发动机提供热源之外,还须用作冷却剂,利用燃料的吸热量对燃烧室进行主动冷却应该是最合理的选择.按估算飞行马赫数6时燃烧室中的热流可达2.0～2.5MW/m2,而当飞行马赫数7时燃烧室中的热流更高达3.0～3.5MW/m2(Lander and Nixon 1971).航空煤油所能提供的显热远小于氢气,从常温吸热到 1000 K的吸热量大约是2300 kJ/kg,基本上只能满足马赫数 6以下飞行器的冷却要求,但对于更高的马赫数,额外的吸热量必须通过吸热裂解反应的化学吸热量提供.研究表明,裂解反应可以把1000 K煤油的吸热量提高50%,约3500 kJ/kg,达到马赫数8飞行的冷却要求 (Lander and Nixon 1971,Kay et al.1992,W iese 1992,Edwards 1996,Edwards 2003).如图1所示.美国的联合技术研究公司(UTRC)于1990年代就已从事吸热碳氢燃料 JP-7的研究,大量有关 JP-7的基础研究包括物态、吸热量、裂解等热物性及相应的超声速燃烧特性研究在这个时期完成,促成了美国空军的性能发动机(PTE)在前期研究成果的基础上,于2001年利用裂解的 JP-7燃料获得正 (净)推力 (Norries 2001).中国科学院力学研究所从2000年开始,利用国产航空煤油RP-3对加热煤油的物理化学性质以及超声速燃烧特性方面做了大量的基础研究 (Yu et al.2000,Yu et al.2001,Yu et al. 2002,Yu et al.2003,Fan et al.2004,Yu et al. 2005,Fan et al.2005,Fan et al.2006a,Fan et al.2006b).图 2是国产航空煤油 RP-3的 TD物态变化图,RP-3的化学成分类似于美国的航空煤油JetA,它的临界点在630 K,25 atm 左右.该图能很好地区分液态区,气/液两相区,临界点,气态区和超临界态区.在超临界态下煤油的密度类似于液体,扩散性能类似于气体.所以RP-3裂解后注入燃烧室立即变成气态与空气混合,免除了燃料(液体)的雾化和气化过程.此外,裂解反应产生的小分子的碳氢燃料化学反应速度快,比煤油分子更适合超声速燃烧对燃料反应速度的要求,相对于液体煤油裂解态煤油的超声速燃烧性能可能有10%～15%的提高(Yu et al.2005,Yu et al.2006,Fan et al. 2007a,Fan et al.2007b,Fan etal.2008,Zhong et al.2008,Fan et al.2009,Zhong et al.2009a, Zhong etal.2009b,Zhong et al.2010),参见图3.所以,利用吸热碳氢燃料应该可以一举解决发动机燃烧室的冷却和性能问题,它不仅是冷却的需要也是提高燃烧性能的关键. 必须指出,被动冷却方法即利用耐高温复合材料也许可以解决发动机的热防护问题,但是,无法获得燃料吸热后热物理性质改变对燃烧性能的附加贡献,这些附加贡献对于超燃冲压发动机临界状态的净推力至关重要.2.3 燃烧室壁孔注射 (Flashwallinjection)获得实际应用燃料空气混合是超声速燃烧首先必须解决的问题.早在1980年代,由于美国空天飞机计划NASP吸气式跨大气层飞行的任务,提出飞行马赫数8以上的氢燃料超燃冲压发动机的需求,燃烧室进口气流马赫数有可能达到高超声速,于是燃料与空气的混合成为当时主要的困难.为了利用一切有利于增加推力的因素,甚至连燃料射流的动量都要加以利用,因此燃料射流必须平行地注入空气流,而平行射流主要依靠扩散混合,由于超声速气流中的压缩性对混合层的稳定性影响比较强(在同样的密度比条件下其混合扩展率仅有不可压混合层的 1/3),所以混合效率很低,达不到快速混合的目的,必须在平行混合的条件下考虑混合增强的方法.导致包括斜坡混合(ram p injector)在内的各种混合增强的手段的提出.这些方法依靠产生旋涡,将空气卷入燃料核心,增大燃料与空气的接触面积,从而提高扩散混合的效果.随着 1990年代NASP计划的终止,这些研究成果也被搁置(Seiner andKenzakowski2001,Cutmark et al. 1989,D rummond 1992,Riggins 1991,Billig 1998).另一方面,燃料横向混合与空气发生动量交换,主要依靠对流作用所以混合效率高.当燃烧室中的气流马赫数相对低时,利用燃料射流动量的必要性不大,所以燃料通过燃烧室壁孔横向注射 (flash wall injection)(Donbar et al. 2001),通常能提供良好的燃料射流穿透深度和相对快的近场混合.许多实验表明如果用燃料射流穿透深度除以喷咀出口直径,则无量纲穿透深度与燃料射流动量与气流动量之比成正比.但燃料射流与横向超声速气流相互作用产生弓形激波和局部三维流将会增加气流的总压损失.为了增强混合的效果又提出了伸入气流中间的支板混合 (strutsinjector)(Brandstetter et al.2002).支板混合综合了所有有利于混合的因素,而且支板基座下游的回流区还能起稳定火焰的作用.但是后来的研究发现,混合的优化、高的混合和燃烧效率可能还不是对推力起主导作用的因素.内部摩擦力能使发动机推力遭受很大的损失.因此一方面应避免燃烧室内部湿面积过大,要特别小心侵入式燃料喷嘴支板的应用,因为除了难以处理的冷却要求之外,支板波阻造成的气流总压损失也很可观.所以实际上,从整个系统的性能协调优化考虑.为了使发动机的纯推力最大,往往需要放弃最完全的混合作为代价.乍看这似乎对混合的论述有些自相矛盾,然而这恰恰是超声速燃烧复杂诡谲之处.混合效果的完全程度与气流总压损失是一对矛盾,例如燃料平行混合和垂直混合是两个极端情形.处理时往往顾此失彼,要做到顾此而不失彼.研究人员注意到壁面喷注孔的形状还可以改进.即利用非圆形孔,包括椭圆形和楔形孔,它们能减弱弓形激波和减少分离,而且喷咀出口还可以设法产生旋涡增强混合.这些努力试图在减少总压损失的同时能够保持混合效果不减.此外,同样是燃料通过壁面小孔横向喷注混合,仿照物理斜坡提出气动斜坡混合(aeroram p in jector)概念(Raym ond et al.1998),气动斜坡对混合增强的效果也许不及物理斜坡,但它没有棘手的冷却问题,而且重要的是,可以降低物理斜坡诱导的波阻损失.总之,尽管混合和混合增强问题受到过不止一代超声速燃烧研究人员的重视,但是事实情况是,美国空军所开发的发动机,包括性能试验发动机PTE、飞行重量发动机GDE、直到飞行试验X-51A的发动机,燃料喷注的方式虽然没有明确地说明,但根据空军所属单位发表的有关研究报告及各种讯息推测,燃料应该是通过壁面小孔横向注入.说明他们实际上是接受了这种简单有效但并非完美无缺的燃料混合方法.当然,燃料射流喷注孔的形状和分布以及方向会有讲究(Gallimore et al.2001).此外,对于轴对称特别是圆截面的燃烧室不存在壁角边界层而且热负荷均匀,缺点是尺寸较大的圆形截面燃料从壁面注入难以达到芯流部分,因此伸入气流的吊板式(pylon)和支板式(strut)燃料喷注手段仍得到注意(Hirano et al.2007).2.4 超声速点火与稳定燃烧是发动机正常运行的必要条件碳氢燃料的点火延迟时间比较长,在超燃燃烧室气流条件下能有效地点火燃烧一般需要外加点火器,最常见的如火花塞、等离子火炬等.而火花塞这种点火方式大都是分布在壁面,所以点火源基本上分布在附面层内的亚音速区域,这种依靠从亚音速区域热扩散和组分扩散的方式向超音速区域点火的方式效率不高,对于结构尺寸较大的发动机超音速主流区有可能难以完全着火.当注意到点火延迟时间随温度增加呈指数下降的关系时,不难想到只要适当提高当地气流的温度就能有助于缩短点火延迟时间实现自动点火,相对的点火延迟时间顺序从大到小为:甲烷,JP10,庚烷重整的吸热碳氢燃料,乙烯,氢 (M eredith and Spadaccini 2001),此外,等离子火炬的动量有助于将高温火焰引入超声速区,特别是氢和乙烯化学反应快,适当加以利用可以提高点火的能力 (Sung et al. 1999,M elissa et al.2003,Li et al.1997),而且它们与空气混合能产生大量促进点火的OH自由基,是不错的引导火焰 (Yu et al.2004).对于涉及点火机理等深层次的基础问题,如碳氢燃料点火所需的能量、热源持续的时间、有无火焰传播速度或如何定义由哪些因素决定?火焰传播速度和空气主流速度之间的关系又是怎样?这些研究还是需要的,以便为发动机设计提供基本的指导原则.超声速气流中燃烧稳定与否涉及发动机能否正常运行,由于燃烧室中气流驻留时间很短,能完成混合的时间很有限.火焰在其发展初期就可能被大量的低温混合物冲淡,。
超音速火焰喷涂.docx
超音速火焰喷涂超音速火焰喷涂系统，工作原理：超音速火焰喷涂又称作高速氧燃料喷涂(High Velocity OxygenFuel-HVOF)。
超音速火焰喷涂是将气态或液态燃料与高压氧气混合后在特定的燃烧室或喷嘴中燃烧，产生的高温、高速的燃烧焰流被用来喷涂。
由于燃烧火焰的速度是音速的数倍，目视可见焰流中明亮的“马赫节”，因而一般都称HVOF为超音速火焰喷涂。
超音速火焰喷涂是在20世纪80年代研发成功的，与常规火焰喷涂不同的是超音速火焰喷涂采用特殊设计的燃烧室和喷嘴，驱动大流量的燃料并用高压氧气助燃，从而获得了极高速度的燃烧焰流。
采用液态燃料的喷枪，又称作高压超音速火焰喷涂(HP-HVOF，其燃烧压力可达8.2巴，火焰速度7倍音速以上。
这类产品的代表是以航空煤油为燃料的JP5000型超音速火焰喷涂系统。
该设备由美国TAFA公司出品，性能特点如下：1、能量输入巨大，热焓输出相当于普通氧乙炔火焰的20余倍，火焰速度＞7玛赫，温度约2600〜3200C，熔融粉末飞行速度〉720米/ 秒，涂层性能卓越，适合喷涂碳化钨及部分合金。
2、涂层结合强度高，理论研究认为，涂层结合强度与喷涂速度成正比，JP-5000实现了这个热喷涂界多年的追求，且能与基体产生部分微区冶金结合相，克服了碳化钨涂层易脱落的固疾。
3、涂层呈压应力状态，熔融粉末高速撞击机件后，粉末颗粒形状改变，在JP-5000条件下近球形颗粒改变后，其长短轴比例可达〉1/20 ,远大于普通火焰喷涂，这些形状改变后的颗粒的叠加所形成的涂层, 具备了涂层应力状态由张应力向压应力转化的先决条件一理论研究认为一颗粒长短轴之比大于1/20时将出现压应力效果。
4、综合性能优异，涂层孔隙率更低，硬度更高，耐磨性能更强，使用寿命显著提高。
喷涂材料：为了克服WC高温性能欠佳缺点，美国研制了一种改良型WC即在WC中加入一定量的CrC+Ni熔炼再结晶改性，使之在保持WC典型的耐磨粒磨损和硬面磨损性能的基础上，同时具备CrC高温性能优异和耐蚀性强的特点，所以，它比其它碳化钨基材料抗氧化和腐蚀性能优越，耐化学腐蚀性能好，耐磨性能优良，涂层更致密光滑，使用温度高达1400oF(760oC)。
超音速火焰喷涂原理
超音速火焰喷涂原理
超音速火焰喷涂是一种利用超音速气流将液态或粉状的火焰喷涂材料喷射到被涂表面的技术。
其原理可以概括为以下几点：
1. 喷涂材料的制备：将火焰喷涂材料以液态或粉状形式储存在高压容器中。
液态材料一般需要通过加热使其变为气态，而粉状材料则直接进入喷涂设备。
2. 气流产生：在喷涂设备中，利用压缩空气或氧气等气体通过高压喷嘴加速排出，形成超音速气流。
超音速气流具有非常高的动能和冲击力。
3. 火焰生成：喷涂设备中通过点火机构将气体与可燃物质混合，并点燃产生火焰。
火焰的燃烧产生高温、高能量的气体。
4. 喷涂作用：当火焰燃烧时，超音速气流通过喷嘴将火焰喷涂材料从喷射出，形成一个喷涂射流。
火焰的高温能使液体材料蒸发或粉状材料熔化，并将其析出到射流中。
5. 沉积：喷涂射流与被涂表面相碰撞，产生冲击和磨擦作用。
火焰喷涂材料将沉积在被涂表面上，与基材粘结。
6. 火焰喷涂层形成：随着火焰喷涂材料的沉积，一层薄的火焰喷涂层逐渐形成。
这层火焰喷涂层具有很高的致密性和附着力，能够提供保护和改良被涂表面的性能。
总结：超音速火焰喷涂利用超音速气流将火焰喷涂材料喷射到
被涂表面，通过火焰的燃烧以及超声速气流的动能和冲击力，将液态或粉状材料沉积到表面形成薄的火焰喷涂层。
这种技术可以实现高效、快速和高附着力的涂层制备。
超燃冲压发动机的基本原理
超燃冲压发动机的基本原理下载温馨提示:该文档是我店铺精心编制而成，希望大家下载以后，能够帮助大家解决实际的问题。
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超音速燃烧原理
超音速燃烧原理
超音速燃烧原理是指在超音速流动条件下，燃料与空气混合后燃烧的一种物理现象。
它是航空航天领域中的重要研究方向，对于提高发动机的推力、降低燃料消耗以及减少氮氧化物的排放等方面有着重要的意义。
在超音速飞行中，气流速度会超过音速，产生一个高温、高压的环境，这对于燃料的燃烧是有利的。
但是由于气流速度过快，燃料与空气混合的时间非常短暂，这就需要燃料在极短的时间内迅速燃烧，才能够实现高效的推力输出。
超音速燃烧的关键在于如何克服混合时间短暂的困难，这就需要采用一些特殊的燃烧技术。
其中最常见的是超音速燃烧室技术，它利用燃烧室内的强烈湍流和撞击波等特性，将燃料和空气混合均匀，从而实现快速燃烧。
超音速燃烧室的构造和传统燃烧室有所不同，它通常采用锥形的结构，以便在气流通过时产生撞击波和激波等效应。
这些效应可以将燃料和空气充分混合，提高燃料的利用率，从而提高推力输出。
除了超音速燃烧室技术外，还有一些其他的燃烧技术也可以应用于超音速发动机中，如旋涡燃烧、超音速火箭燃烧等。
这些技术都是为了实现燃料和空气快速混合，从而提高燃料利用率和推力输出。
总的来说，超音速燃烧原理是一项非常重要的技术，它对于提高航空航天领域中的发动机性能有着重要作用。
未来随着科技的发展，相信超音速燃烧技术将会越来越成熟和完善，为人类的航天梦想提供更加强大的动力支持。
超音速燃烧技术的研究与应用
超音速燃烧技术的研究与应用超音速燃烧技术是一项重要的工程技术，具有广泛的应用领域和前景。
该技术主要是指利用高速燃气流的冲击波和压缩能，提高燃烧效率和能源利用效率的一种工程技术。
其研究和应用在航空航天、火箭发动机、高速列车、工业炉等领域具有广泛的应用价值。
本文将从超音速燃烧的基本原理、研究进展、应用领域等方面进行详细介绍。
一、超音速燃烧的基本原理超音速燃烧的基本原理是在加速过程中形成冲击波，通过这种方式将燃烧过程进行推进。
冲击波能够将来自后燃室的高温高压气体推向前燃室，产生局部超声速燃烧解应力，提高燃气温度和燃烧速度，从而达到提高燃烧效率和能量利用效率的目的。
这种技术主要包括超音速燃烧切向器设计、内流场优化、燃烧稳定性等方面的研究。
二、超声速燃烧的研究进展随着科技的不断发展，超音速燃烧的研究也在不断深入。
欧美国家对该技术的研究较早，日本也对该技术进行了多次研究和应用。
超音速燃烧技术的研究主要集中在如何提高燃气的压缩比和温度，提高燃烧效率和能量利用效率。
日本一项研究显示，通过加入适量的反应性气体可提高燃气压缩比和燃气温度，实现局部超声速燃烧。
超音速燃烧技术在航空航天领域得到了广泛的应用。
其中，超音速冲击波引导下纵向深层加油技术已经在美国、俄罗斯等国家得到广泛应用。
该技术将燃料掺入导引翼燃烧室中进行燃烧，以达到提高发动机性能和燃料利用效率的目的。
三、超音速燃烧技术的应用领域由于超音速燃烧技术在不同领域的特性和需求有所不同，因此其应用领域也存在差异。
在航天领域，超声速燃烧技术可以被应用于宇宙飞船进出轨道时的动力控制、推进系统的设计中。
例如，NASA的X-43A飞机采用超音速燃烧技术，首次飞行时创造了世界超音速飞行速度纪录。
在工业领域，超音速燃烧技术可以被应用于高温化学反应、制造工艺中。
例如，在石化行业中，超音速燃烧可以应用于炼油、裂解等过程中的高温化学反应。
同时，超声速燃烧技术可应用于制造中速涡轮进气口等高精度产品时，在燃烧器中控制温度和压力的分布，实现更高的工艺精度。
HVOF技术简介
• 5、 HVOF 涂层与其它方法制备的涂层的性能比较
5.1 与其它热喷涂方法的比较 HVOF WC-Co 涂层的硬度可以达到 1100 — 1300Hv ，与爆炸喷涂层相 当，显著高于等离子喷涂层，一般等离子 WC-Co 涂层的显微硬度为 800 — 1000Hv 。表 2 为文献 [30] 所报导的几种涂层的硬度值。 表 2 几种 WC-Co 涂层与电镀硬铬层的硬度 [30] 涂层 HVOF HVOF 电镀硬铬层 爆炸喷涂 成分 WC-12Co WC-27NiCr Cr WC-13Co 硬度（ Hv 0.3 ） 1100~1270 1000~1100 800~900 1100~1200
但是，涂层的重熔工艺要求将工件表面加热到1000℃以上，加热温 度高，不仅容易引起基体组织和性能的变化，而且，还会产生巨大的热
应力，从而引起变形，对于要求比较严格的近终成形的零件，就难以适 用。HVOF涂层的优越性能为取代喷焊层提供了可能。
图 4各类HVOF喷涂层与NiCrBSi喷焊层，电镀硬铬层的耐磨料磨损性能 试验结果的比较例[33]。HVOF采用DJ系统喷制。图中，NiCrBSi（相当于 Ni60）喷焊层的耐磨损性作为1进行相对比较，该结果也说明通过选择合 适的涂层材料，可以得到性能优于喷焊与电镀硬铬层的HVOF涂层。
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超音速燃烧原理
1. 引言
超音速燃烧是指在超过声速的条件下进行的燃烧过程。
与亚音速或亚声速燃烧相比，超音速燃烧具有更高的效率和更广泛的应用领域。
本文将详细解释与超音速燃烧原理相关的基本原理。
2. 超音速流动
超音速流动是指流体在超过声速（即马赫数大于1）的条件下运动。
在超音速流动中，存在着激波现象，即一系列由于流体通过一个孔径或几何形状变化引起的压力波。
这些激波会导致压力和密度的突然变化，从而影响到流动性质。
3. 燃气发动机中的超音速流动
在航空航天领域中，最常见的应用超音速流动的设备是喷气式发动机。
喷气式发动机利用可压缩介质（通常为空气）在内部进行循环，并通过喷射高温高压气体产生推力。
3.1 喷气式发动机结构
喷气式发动机主要由压气机、燃烧室和涡轮组成。
压气机负责将外界空气压缩，提高其密度和温度；燃烧室将压缩后的空气与燃料混合并点燃，产生高温高压气体；涡轮则通过从高温高压气体中提取能量来驱动压气机。
3.2 超音速燃烧过程
在喷气式发动机中，超音速流动对于实现高效的燃烧过程至关重要。
以下是超音速燃烧过程的基本原理：
1.进口流道收敛：在喷气式发动机的进口部分，通常会设计一个收敛型流道
来加速进入的空气。
这种收敛流道可以将空气加速到超音速，并形成一个激
波。
2.激波系统：在进口流道之后，会设置一系列激波系统来引导和调节超音速
流动。
这些激波系统包括进口激波、静子/转子、出口激波等。
它们的作用
是通过控制激波生成和传播的方式来改变流道的几何形状，以便实现最佳的
流动特性。
3.燃烧室设计：在超音速燃烧室中，需要考虑到高温高压气体的稳定性和混
合效果。
为了实现良好的混合和点火条件，通常会使用多级喷嘴和预混合技
术。
4.燃料燃烧：在超音速流动中，燃料的点火和燃烧过程也具有一定的特殊性。
由于流动速度较高，需要确保点火源能够迅速传播并维持稳定的燃烧。
同时，由于超音速流动的高温高压环境，还需要考虑到气体化和化学反应对于能量
释放和传输的影响。
5.尾喷管设计：在喷气式发动机中，尾喷管负责将高温高压气体排出，并产
生推力。
为了实现最佳的推力效果，尾喷管通常会采用可调节喷管结构，并
通过控制排气速度和方向来优化推力输出。
4. 超音速燃烧应用
超音速燃烧技术在航空航天领域中有着广泛的应用。
4.1 超音速飞行器
超音速飞行器是指能够以超过声速飞行的飞行器。
超音速燃烧技术为超音速飞行器提供了必要的推力和稳定性。
例如，超音速喷气式客机可以实现更快的商业旅行速度，而超音速战斗机则可以在战场上具有更高的机动性和打击能力。
4.2 超音速导弹
超音速导弹是指能够以超过声速飞行并具有高机动性和打击能力的导弹。
超音速燃烧技术为超音速导弹提供了强大的推力和灵活性。
这些导弹可以迅速穿越敌方防御系统，并对目标进行精确打击。
4.3 超音速发动机
除了喷气式发动机之外，还有一些特殊类型的发动机采用了超音速燃烧技术。
例如，冲压发动机利用可压缩介质在内部进行连续爆震燃烧，从而产生高温高压气体，并通过喷射产生推力。
这种发动机具有高效率和高推力的特点，被广泛应用于航空航天领域。
5. 结论
超音速燃烧原理是实现高效能量转换和推力输出的关键。
通过合理设计超音速流动的流道和燃烧室，以及优化燃料混合和点火条件，可以实现更高效的燃烧过程。
超音速燃烧技术在航空航天领域中有着广泛的应用，包括超音速飞行器、导弹和发动机等。
希望本文对于理解与超音速燃烧原理相关的基本原理有所帮助，并能够提供一些参考和启示。